Способ выхода самолета на заданную линию пути

Способ выхода самолета на заданную линию пути

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

и-Ё" " Й" й

E О П

ИЗОЬРЕТЕНИЯ

11Ц 5I5690

Союв Советских

Социалистических

Республик

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (61) Дополнительное к авт. свид-ву (22) Заявлено 06.01.75 (21) 2092936/23 с присоединением заявки М (51) М. Кл.- В 64С 19!00

Совета Министров СССР по делам изобретений н открытий

Опубликовано 30.05.76. Бюллетень _#_0 20

Дата опубликования описания 04.10.76 (53) УДК 629.7.072.45 (088.8) (72) Автор изобретения (71) Заявитель

Ю, Г. Кассин

Рижский институт инженеров гражданской авиации им. Ленинского комсомола (54) СПОСОБ ВЫХОДА САМОЛЕТА

НА ЗАДАННУЮ ЛИНИЮ ПУТИ

Изобретение относится к области самолетовождения и пилотирования самолетов.

Известны способы выхода самолета на заданную линию пути разворотом на 180 с использованием автоматизированной системы управления, при котором первый разворот на

90в производят с максимальным углом крена.

Цель изобретения — уменьшение методической ошибки.

Это достигается тем, что делают замер боковой составляю щей |ветра к заданной линии пути и одновременно замер отклонения фактического значения воздушной скорости самолета от расчетной, а затем осуществляют второй разворот на 90 с углом крена, корректированным в зависимости от величины и знаков боковой составляющей ветра и отклонения воздушной скорости.

На чертеже показана схема выхода центра масс самолета на заданную линию пути при вводе коррекционного сигнала по углу крена.

На самолете имеется система автоматическото управления, которая включает цифровую управляющую машину (ЦУМ) . Системе управления могут задаваться различные программы разворота по углу крена. Кроме того, задана система координат OXÄ YвУ„связанная с Землей. Относительно этой системы замеряется отклонение центра масс самолета Z, и .корость отклонения Z,. зад в

ГосУдаРственный комитет (23) Пр ор

Самолет движется с фактической воздушной скоростью 1,ф, отличающейся от расчетной

1 ор.

Требуется развернуть самолет на 180 по курсу с выходом на заданную линию пути, параллельную лини и ОХв и отстоящую от нее на заданном расстоянии 2„л при условии перемещения воздушных масс со случайным вектором U.

Первый разворот осуществляется по жесткой программе с максимально допустимым углом крена у,„„;, (минимальным радиусом разворота Р„и„). Разворот заканчивается в точке

1, отстоящей от линии ОХ, на расстоянии в направлении OZ„ равном тмин -1= |7 рава. тде Р„ин — минимальный радиус разворота самолета при максимальном угле о крена "тмакс, U, — модуль, составляющей вектора ветра в напра вленииОЕ„

3равв время первого разворота на 90 .

На участке от точки 1 до точки 2 самолет

25 движетсЯ по пРЯмой с кУРсом фаа +90 . Непрерывно осуществляется измерение бокового смещения Z, и скорости бокового смещения

Z„. B момент (точка 2), когда разность

515690.

4 становится равной расчетному радиусу разворота R„ïðè условии разворота самолета с некоторым расчетным углом крена у„.„(у„;11;. одновременно измеряются две разности: разность между составляющей путевой скорости самолета Л, в направлении ОУ„и фактической воздрушной скоростью V„, „с какой летит самолет. Эта разность равна ocTBBë:ïoщей скорости воздушных масс U.- на направление OZ,.„ò. е.

Z, — V,@-- Uz, разность между фактической воздушной скоростью Vp<(> и расчетной воздушной скоростью

Vop.

1 оф 1 op — Л1 о.

В зависимости от знаков U, и ЛV, и их величин в системе управления формируется программа разворота с коррекцией по углу крена.

Методика определения требуемой коррекции программного угла крена при развороте предполагает использование ЦУМ, Предварительно моделированием движения самолета при развороте на 90 с варьированием программных 5глов крена у,р и воздушной скорости полета К определяются следующие зависимости: зависимость величины бокового смещения

Z, относительно воздуха в функции программного значения угла крена у при корректированном развороте с варьированием возду шной скорости полета самолета V„. Эта зависимость, например, при квантовании величины воздушной скорости ЛУ=1 м/сек и ее изменения в пределах,=50 — 56 м/сек при у,р=

= 18 — 30, зависимость значения времени второго разворота 4 в функции программных значений угла крепа у„р с варьированием воздушной скорости самолета V,.

Если за номинальную (расчетную) воздушную скорость полета самолета принять ее возможное среднее значение V,ð — — 53 м/сек, а за номинальную программу разворота — разворот с углом крена 7,Р=24, то указанные выше зависимости позволяют получить дополнительно: отклонение бокового смещения ЛЕ, центра масс самолета от расчетного значения ор —— / р в функции отклонения воздушной скорости

AV, с варьированием угла крена у„; отклонение времени второго разворота Л г от расчетного значения t>,ð, в функции отклонения воздушной скорости AV„с варьированием угла крена у„ отклонение бокового смещения ЛЛ„центра масс самолета от расчетного значения ор ——

=Йр в функции отклонения угла крена Лу, от расчетного значения у„р с варьированием воздушной скорости полета V<,.

Последние три зависимости вводятся в память ЦУМ. При этом определение требуемого программного угла крена у,- при развороте производится следующим образом: из сравнивающего устройства в ЦУМ поступает величина отклонения AV,. На основании зависимости Azo=4zo(ЛР,) для у„р=24 определяется величина бокового отклонения Л .(Л1 .) при том же известном значении Л, определяется отклонение времени разворота Л4, в первом приближении для у„.р —,24, вычисляется относ самолета вместе с воздушными массами за все время разворота в первом приближении

Z .-- UZ (E2 р + Л/2 ° 1 )> вычисляется суммарное отклонение центра масс самолета в первом приближении при развороте с расчетным углом крена y,I,=,24 и при наличии отклонения AV, и оокового ветра U, ЛЛ, — Л о (Л1",) + Z, при известной фактической скорости самолета из зависимости AZ> — — AZ,(Ëó„) по вычисленному AZ, определяется в первом приближении требуемая поправка к углу крена и сам,программный угол крена

1 4 LEp+ Л l< > который должен обеспечить отклонение AZ„ противоположное по знаку отклонению ЛЯ „ вычисленному согласно выражению

AZ, — ЛЛ,(ЛV,) + Z,.

Далее осуществляется второй цикл вычислений: вычисляется отклонение времени разворота

Л(я,2 во втором приближении; вычисляется относ самолета вместе с воздушными массами за все время разворота во втором приближении

Zg .— Uz (2,р + Л 2,2) вычисляется суммарное отклонение во втором приближении

Лгв,:: Лг,(iV,)+- Z„.

45 вычисляется поправка к углу крена Лу,, во втором приближении и сам программный корректированный угол крена при развороте 1к.,: Ткр + Л7к, 50 Циклы сближения продолжаются до определения программного угла крена с заданной точностью. После этого .задается программа разворота с вычисленным корректированным углом крена у„., который учитывает боковой

55 ветровой поток U, и отклонение воздушной скорости AV,. Радиус разворота при этом относительно Земли остается близк|им к расчетному значению Яр.

Вследствие наличия методических ошибок, 50 вызванных квантованием корректированной программы по углу крена в зависимости от значения U, и A V„ отклонением фактического угла крена,при развороте от заданной программой у =укр+

55 +Лу1;

515690

Формула изобретения

Составитель М. Хесин

Техред М. Семенов

Корректор А Галахова

Редактор T. Горячева

Заказ 1781,/13 Изд. № 1518 Тираж 630 Подписное

ЦИИИПИ Государственного комитета Совета Министров СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, Ж-35, Раушская -:aC>., д. 4,5

Типография, пр. Сапунога, 2 центр масс самолета выходит на новую лио нию пути после разворота на угол фаад+180 с некоторой ошибкой ЛЕо. Для сс ликвида 1ии производится вторая коррекция выхода самолета на заданную линию пути, при которой переменной регулирования является ошибка

Zа

На осуществление разворота указанным способом накладывается ограничение зал мин+ 77умакс разв+ р где Uz — положительная максимальная составляющая скорости ветра на направление

OZç.

Указанный способ разворота самолета целесообразно применять в том случае, если требуется после разворота на 180 вывести самолет, оборудованный дискретной системой автоматического управления (которая на этапе разворота осуществляет управление угловыми координатами, стабилизацию угловых координат и центра масс самолета на высоте), на новую заданную линию пути с минимальными методическими ошибками.

В случае. если после разворота на 180 система управления дополнительно выполняет функцию стаби из1!1:ш заданного бокового отклонения Z». i)T прсжисй линии пути, то ука33IIHbI0 xIcTo3IItIi i IiiIL ошио1.и 2, сводитсЯ K нУлю за минимальное время коррекции.

Способ выхода симолета на заданную линию пути разворотом на 180 с использованием автоматизированной системы управления, при котором первый разворот на 90 производят

15 с максимальным углом крена, о т л и я а юшийся тем, что, с целью уменьшения методической ошибки выхода, замеряют боковую составляющую ветра к заданной линии пути и однов теменно замеряют отклонения фактичес-! кого значения воздушной скорости самолета от расчетной. а затем осуществляют второй разворот на 90" с углом крена, корректированным в зависимости от величины и знаков боковой составля1ощей ветра и отклонения воздушной скорости.